孫康寧, 陸正杰, 張景亭

(1.中國飛行試驗研究院 試飛員學(xué)院, 陜西 西安 710089;2.西北大學(xué) 信息科學(xué)與技術(shù)學(xué)院, 陜西 西安 710127;3.中國人民解放軍 空軍試飛局， 陜西 西安 710089)

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民機橫航向穩(wěn)定性飛行試驗與評定方法研究

孫康寧1, 陸正杰2, 張景亭3

(1.中國飛行試驗研究院 試飛員學(xué)院, 陜西 西安 710089;2.西北大學(xué) 信息科學(xué)與技術(shù)學(xué)院, 陜西 西安 710127;3.中國人民解放軍 空軍試飛局， 陜西 西安 710089)

摘要:根據(jù)適航條款的要求,歸納出民機橫航向穩(wěn)定性的試飛要點。對國產(chǎn)某型支線客機的橫航向穩(wěn)定特性進行了評定研究,提出了合適的飛行試驗方法,并進行了飛行試驗評定。試驗結(jié)果表明,該試驗方法所驗證的本體阻尼特性滿足適航審定的最低要求,而且通過自動偏航阻尼器的增穩(wěn)作用,飛行品質(zhì)有顯著提升,飛行員更易于完成橫航向控制的飛行任務(wù)。

關(guān)鍵詞:適航審定; 橫航向穩(wěn)定性; 飛行試驗

0引言

國內(nèi)之前的運輸類飛機定型試飛工作中,主要依托GJB 185-86對飛機進行試驗考核。但民機的飛行任務(wù)、飛行包線、運營環(huán)境等與軍用飛機有較大的不同,橫航向穩(wěn)定性考核內(nèi)容和試飛方法也與軍機有較大區(qū)別。民航適航管理條例也對此提出了特殊的適航審定要求,因此針對適航審定試飛的工作需要,開展民機的橫航向穩(wěn)定性試驗及評定方法研究具有非常重要的意義。

本文首先研究分析了CCAR-25中有關(guān)橫航向穩(wěn)定性要求的條款;然后,針對國產(chǎn)某型支線客機,利用其設(shè)計數(shù)據(jù)對一系列典型飛行狀態(tài)的操穩(wěn)特性進行分析,提出橫航向穩(wěn)定性適航審定試飛的方法。通過飛行試驗中的駕駛體會、評述與事后數(shù)據(jù)分析,表明該機的橫航向穩(wěn)定性符合適航要求。本文的研究工作可為今后民機適航取證相關(guān)工作提供參考。

1適航條款的理解

根據(jù)CCAR-25-R4第25.177條對橫向和航向靜穩(wěn)定性的要求[1],結(jié)合文獻[2-3]，對于橫航向穩(wěn)定性試飛工作,主要應(yīng)注意以下兩點:

(1)對于橫航向靜穩(wěn)定性試飛,采用協(xié)調(diào)側(cè)滑動作進行檢查,關(guān)注腳蹬力與側(cè)滑角、側(cè)向過載和方向舵偏度的梯度關(guān)系是否滿足相關(guān)適航條款的要求,產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)的方向與蹬腳蹬方向是否一致,是否滿足正的橫向穩(wěn)定性要求。

(2)對于橫航向動穩(wěn)定性試飛,利用脈沖、倍脈沖動作激發(fā)荷蘭滾模態(tài),滿意的響應(yīng)要求是1～2個周期內(nèi)振蕩迅速消失,即受到重阻尼。如果持續(xù)振蕩,則振蕩不應(yīng)發(fā)散,且糾偏后荷蘭滾模態(tài)能快速收斂。

2橫航向穩(wěn)定性分析

2.1橫航向靜穩(wěn)定性

航向靜穩(wěn)定性又稱風(fēng)標(biāo)穩(wěn)定性,是指飛機產(chǎn)生側(cè)滑時能自動恢復(fù)到指向風(fēng)來向的趨勢,通常用Nβ來表示:

(1)

橫向靜穩(wěn)定性通常稱為上反角效應(yīng),用Lβ表示:

(2)

在飛行試驗中,橫航向靜穩(wěn)定性用協(xié)調(diào)側(cè)滑特性表示,航向靜穩(wěn)定性是腳蹬力、方向舵偏角隨側(cè)滑角變化的函數(shù),穩(wěn)定的航向穩(wěn)定性要求左方向舵偏度和左腳蹬力產(chǎn)生右側(cè)滑角,反之亦然。橫向靜穩(wěn)定性是飛機對側(cè)滑的滾轉(zhuǎn)趨勢,穩(wěn)定的橫向穩(wěn)定性要求左副翼下偏和駕駛盤右偏產(chǎn)生右側(cè)滑角,反之亦然。表1為某型支線客機橫航向靜穩(wěn)定性數(shù)據(jù)。

表1　橫航向靜穩(wěn)定性數(shù)據(jù)

2.2橫航向動穩(wěn)定性

橫航向動穩(wěn)定性包含滾轉(zhuǎn)、荷蘭滾和螺旋模態(tài)。所研究的該型飛機發(fā)動機在后機身吊掛,T尾布局,相較于常規(guī)布局飛機荷蘭滾阻尼較小。通過增大垂尾面積和采用較小的機翼上反角得到可接受的本體荷蘭滾阻尼特性[4]。

表2為該機橫航向動穩(wěn)定性設(shè)計數(shù)據(jù)。主要包括自然頻率ωnd、荷蘭滾模態(tài)阻尼比ζd、滾轉(zhuǎn)模態(tài)時間常數(shù)TR和螺旋模態(tài)倍幅時間T2。

表2　橫航向動穩(wěn)定性數(shù)據(jù)

3飛行試驗評定

3.1橫航向靜穩(wěn)定性

實際的飛行試驗表明,協(xié)調(diào)側(cè)滑動作時注意事項有以下幾點[5]:

(1)為了準確地保持航向,可在遠處選一個明顯目標(biāo)(如清晰可見的云朵),這樣比單純的依靠儀表指示飛行簡單、準確。

(2)進入側(cè)滑時,要桿舵協(xié)調(diào)、動作柔和。當(dāng)出現(xiàn)偏差需要修正和調(diào)整時,桿舵不要同時動。較好的做法是以腳蹬位置不動,修正駕駛盤的位置,這樣飛機狀態(tài)的變化比較平穩(wěn)。

(3)保持穩(wěn)定直線側(cè)滑飛行的關(guān)鍵是飛行軌跡和方向保持不變,即偏航速率為0。階梯操縱法要求在每個穩(wěn)定飛行段保持飛行軌跡方向不變,但不必每個穩(wěn)定飛行段都保持相同航向。

(4)改出側(cè)滑時,應(yīng)保持好航向,防止松舵過早、過快,使飛機的航向變化過大。更要防止回桿、回舵過快,造成飛機過度振蕩,延長了飛機恢復(fù)穩(wěn)定狀態(tài)的時間,降低了試飛效率。

(5)在部分荷蘭滾模態(tài)阻尼頻率較小的構(gòu)型下,在進入和改出側(cè)滑時,要嚴防速率過快或動作幅值過大,以防飛機進入荷蘭滾振蕩。

以巡航構(gòu)型為例,該構(gòu)型下各個速度的定常直線側(cè)滑表現(xiàn)出一致的規(guī)律性[6]:

(1)在定常直線側(cè)滑飛行過程中,無特殊的駕駛技巧就能平穩(wěn)地過渡到其他飛行狀態(tài)。

(2)整個側(cè)滑角范圍內(nèi),感覺操縱量、操縱力線性關(guān)系較明顯,沒有操縱力反向,符合正常操縱規(guī)律;直至蹬滿舵的角度為止,方向舵腳蹬力都在可以接受的范圍內(nèi)，且無反逆現(xiàn)象。

(3)整個側(cè)滑角范圍內(nèi),滾轉(zhuǎn)操縱力和腳蹬操縱力不存在過度的摩擦力。

(4)增加方向舵偏度時引起側(cè)滑角增加,在定常直線側(cè)滑飛行中,副翼和方向舵操縱行程和操縱力基本上穩(wěn)定地正比于側(cè)滑角。

圖1為協(xié)調(diào)側(cè)滑試飛操縱動作與運動響應(yīng)曲線。

圖1　協(xié)調(diào)側(cè)滑試飛操縱動作與運動響應(yīng)Fig.1　Response curves of coordinated sideslip

3.2橫航向動穩(wěn)定性

荷蘭滾模態(tài)飛行試驗首先應(yīng)激發(fā)飛機的固有頻率,從而確定合適的蹬舵速度。方向舵掃頻時分別用較慢頻率、中等頻率和快頻率進行掃頻動作,摸索到飛機的固有振蕩頻率大約在0.25～0.50 Hz(一個完整的倍脈沖周期需要),在這個頻率上飛機響應(yīng)有略微的“反操縱”現(xiàn)象。在合適的蹬舵速度附近,太快則能量小,不易激起飛機的擾動運動,太慢則激起的頻率范圍很窄。

確定蹬舵速度后,需確定合適的操縱輸入量。為了體會飛機的動態(tài)響應(yīng)和探索合適的輸入量,先以很小的幅度倍脈沖方向舵,結(jié)果由于動作量過小,飛機受到的干擾過小,飛機只是微略晃動一下,幾乎沒有其他類似的振蕩響應(yīng);再以滿行程幅度倍脈沖方向舵,結(jié)果動作量過大,使飛機姿態(tài)變化偏離平衡位置過大,飛機的狀態(tài)發(fā)生了很大的改變,甚至有進入復(fù)雜狀態(tài)的趨勢,必須馬上手動制止,得不到滿意的擾動運動。

經(jīng)過幾次嘗試之后發(fā)現(xiàn),蹬舵量為1/4到1/2全行程的范圍是比較合適的,飛機的狀態(tài)響應(yīng)在飛行員意料中和可控范圍內(nèi),振蕩比較均勻，并且清晰可辨。

相同構(gòu)型下,偏航阻尼器(YD)接通時能感受到很強烈的阻尼,偏航阻尼器斷開時飛機才會隨著輸入開始振蕩,特別是在襟翼4卡位時,飛機呈現(xiàn)出近似中立穩(wěn)定的持續(xù)性振蕩,需介入操縱動作消除振蕩,實現(xiàn)穩(wěn)定飛行。

振蕩過程中由于螺旋模態(tài)影響,每個構(gòu)型下飛機的傾斜角可能向一個方向增大,但增大的幅值不會很大,而且隨時間的推移增幅變化量也不大,在可控范圍之內(nèi)。

振蕩的同時飛機會伴隨產(chǎn)生俯仰變化,即抬頭或低頭現(xiàn)象。在此過程中,在不干擾橫側(cè)振蕩運動的前提下,采取了對俯仰運動干擾的辦法,即用手指在駕駛盤中央位置輕輕抵住或勾住的辦法抑制俯仰變化。

在飛機的振蕩過程中,通過飛機的坡度變化量來判讀飛機的振蕩幅值和振蕩次數(shù)。倍脈沖輸入時,輸入幅值較大,相應(yīng)的荷蘭滾初始振蕩幅值就大(坡度大),反之亦然。通過計數(shù)飛機往左側(cè)或右側(cè)滾轉(zhuǎn)至最大值的次數(shù),統(tǒng)計飛機振蕩的周期。襟翼在巡航構(gòu)型下,偏航阻尼器斷開時通過儀表和外界變化、人體感受很容易能判知到飛機振蕩的收斂過程;起飛構(gòu)型下在振蕩13個周期內(nèi)通過坡度變化值判知出收斂趨勢;著陸構(gòu)型下計數(shù)15個周期以上飛行員沒判知出收斂趨勢,在15～20個周期內(nèi)用橫側(cè)操縱駕駛盤的方法人工干預(yù)荷蘭滾振蕩,很容易改出振蕩模式,飛機進入平穩(wěn)飛行。

圖2和圖3為著陸構(gòu)型下(起落架放下、襟翼40°)飛機的響應(yīng)曲線。

圖2　偏航阻尼器接通時的時間歷程曲線Fig.2　Response with YD on

圖3　偏航阻尼器斷開時的時間歷程曲線Fig.3　Response with YD off

可以看出:對于偏航阻尼器接通的情況,由于此狀態(tài)下的荷蘭滾阻尼比很大,振蕩迅速收斂,滿足大綱要求[6-7];當(dāng)偏航阻尼器斷開時,滾轉(zhuǎn)、偏航方向響應(yīng)均呈現(xiàn)持續(xù)振蕩,但根據(jù)圖3所示,該振蕩沒有持續(xù)發(fā)散,呈緩慢收斂,通過人工干預(yù)操縱可改出振蕩模式,進入平穩(wěn)飛行,因此該狀態(tài)下動穩(wěn)定性也滿足適航條款要求。

4結(jié)束語

本文的研究工作表明,良好的氣動布局和操縱系統(tǒng)設(shè)計可以使民機獲得滿意的橫航向靜穩(wěn)定性。通過偏航阻尼器的設(shè)計,有效增加荷蘭滾模態(tài)阻尼比,可以獲得滿意的動穩(wěn)定性。在斷開偏航阻尼器后,如果荷蘭滾振蕩接近中立穩(wěn)定,不繼續(xù)發(fā)散,且輔助操縱可以消除荷蘭滾振蕩,那么橫航向動穩(wěn)定也滿足適航條款要求。

參考文獻：

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[6]FAA.適航咨詢通告FAR/JAR 25.671[S].北京:中國民航總局,2002.

[7]王立新.適航性條例、飛行品質(zhì)規(guī)范和設(shè)計準則[J].飛行力學(xué),2000,18(2):1-4.

(編輯：任亞超)

Research on the method of flight test and evaluation for lateral and directional stability of civil aircraft

SUN Kang-ning1, LU Zheng-jie2, ZHANG Jing-ting3

(1.Test Pilot School, CFTE, Xi’an 710089, China;2.Information Science and Technology Institute, Northwestern University,Xi’an 710127, China;3.Air Force Flight Test Bureau of the PLA, Xi’an 710089, China)

Abstract:Key points for lateral and directional stability of civil aircraft are summarized according to the requirements of airworthiness regulations. Lateral and directional stability of a domestic regional jet aircraft was evaluated and studied, proper flight test methods were presented and evaluated through flight test. Flight test results show that the experimental method of otology damping characteristics meet the minimum standards for airworthiness certification. The flying quality has been significantly increased through the stability augmentation of automatic yaw dampers, and it is easier for the pilot to complete the flight mission for lateral and directional control.

Key words:airworthiness certification; lateral-directional stability; flight test

中圖分類號：V217

文獻標(biāo)識碼：A

文章編號：1002-0853(2016)01-0082-03

作者簡介:孫康寧(1984-)，男，甘肅靜寧人，試飛員，主要從事民用飛機、直升機科研試飛工作。

收稿日期:2015-06-30;

修訂日期:2015-10-13; 網(wǎng)絡(luò)出版時間:2015-11-13 14:45